УСТРОЙСТВО ВИХРЕВОГО ГАЗОВОГО КОМПРЕССОРА ДЛЯ КОМБИНИРОВАННОГО ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ Российский патент 2022 года по МПК F02C1/00 

Область техники

Изобретение относится к области авиации, точнее к силовым установкам летательных аппаратов. В целом качество реактивного двигателя оценивается при помощи ряда параметров, характеризующих эффективность и экономичность его работы, как тепловой машины, так и движителя. Выделим, что реактивная удельная тяга двигателя и топливная экономичность являются основными его параметрами. Поэтому борьба за повышение этих показателей есть тенденция их развития и совершенствования реактивных двигателей, а также роста скорости полета.

Уровень техники

В настоящее время в авиадвигателестроении применяются реактивные двигатели нескольких схем. Воздушно-реактивные двигатели (ВРД) - реактивный двигатель, в котором при сжигании жидкого или твердого горючего в качестве окислителя используется кислород, содержащийся в воздухе.

По способу сжатия воздуха, поступающего в камеру сгорания двигателя, ВРД делятся на бескомпрессорные и компрессорные, где нагнетание и сжатие воздуха необходимо для эффективного сгорания топлива. Бескомпрессорные воздушно-реактивные двигатели делятся на прямоточные (с горением топлива при давлении P=Const) и пульсирующие (с горением топлива при объеме V=Const).

Оба типа двигателей работают лишь в набегающем потоке воздуха, поэтому летательный аппарат с этим двигателем нуждается в принудительном запуске, который осуществляется при помощи стартовых жидкостных реактивных двигателей (ЖРД) или пороховых ракет, а также специальных катапульт.

Для предварительного сжатия воздуха в бескомпрессорном прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ПВРД) используется скоростной напор, создаваемый поступательным движением летательного аппарата. В зависимости от скорости движения летательного аппарата возможны две схемы воздушно-реактивного двигателя: для сверхзвуковых скоростей и для дозвуковых скоростей полета. Скорость звука при температуре 0°С равна 332 м/с (далее она расчетно принята 340 м/с). Например, для осуществления сжатия газа, движущегося со скоростью, больше скорости звука (340 м/с), канал двигателя должен сначала (диффузор) сужаться, а затем расширяться в направлении потока (см. М.П. Вукалович, И.И. Новиков. Техническая термодинамика. Энергия, Москва, 1968, с. 421-425, приложение №5). В сверхзвуковом воздухозаборнике сжатие воздуха осуществляется в системе скачков уплотнения (см. ударная волна).

В предлагаемом изобретении принята схема ВРД для сверхзвуковых скоростей полета.

Как уже отмечалось, в неподвижном воздухе ПВРД работать не может, так как у него нет приспособления для засасывания и сжатия воздуха. Ясно, что самолет с таким двигателем самостоятельно прийти в движение также не может, так как не способен развивать тягу на стоянке. Здесь отсутствует необходимое давление воздуха в камере сгорания и двигатель на стоянке не работает. Поэтому летательный аппарат с ПВРД должен иметь еще какой-нибудь двигатель, который предварительно разгонял бы их до очень большой скорости.

К компрессорным ВРД относятся турбореактивные двигатели (ТРД). В настоящее время ТРД являются основным двигателем для скоростных самолетов (Фиг. 1, а). Он работает так. Воздух втекает во входное устройство 1 (воздухозаборник) и попадает на вращающиеся лопатки турбокомпрессора 2, которые сжимают его и отбрасывают в камеру сгорания 3, куда через форсунки впрыскивается топливо. Соединяясь с кислородом воздуха, оно воспламеняется. Раскаленные до Т=1550-1700 K продукты сгорания из камеры сгорания поступают на лопатки рабочего колеса турбины 4, приводят его во вращение и выбрасываются через сопло 5 наружу, создавая реактивную тягу, движущую самолет. Колесо турбины 4 закреплено на одном валу с ротором компрессора 2 и потому приводит его в действие (Теплотехника, Архаров A.M. Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004 г., Приложение №1). Турбореактивный двигатель на взлете засасывает воздух из атмосферы в воздухозаборник со скоростью до 150…200 м/с. Лопатки реактивных двигателей вращаются со скоростью до 200…300 м/с. Продукты сгорания выбрасываются в атмосферу с температурой более 500°С и скоростью более 500 м/с.

Скорость истечения газа реактивных струй вихревого двигателя в примерных расчетах принята 300 м/с. Поэтому расчетные параметры осевой скорости воздуха и окружной скорости газового вихря в вихревом двигателе даже превышают рабочие скорости в ТРД. В технике известны схемы совмещенных воздушно-реактивных двигателей, то есть это комбинированный реактивный двигатель, в котором сочетаются рабочие циклы воздушно-реактивного и ракетного двигателей.

Двигатели, в которых осуществляются циклы прямоточного воздушно-реактивного двигателя и ЖРД, называются ракетно-прямоточными, турбореактивного двигателя и ЖРД - ракетно-турбинными (Фиг. 2 а и б). "Гибрид" двигателей-турбореактивных и бескомпрессорных двигателей называется турбо-прямоточным. Это, по существу, два двигателя, поставленные друг за другом: впереди - турбореактивный, за ним - прямоточный. Здесь прямоточный двигатель называют форсажной камерой турбореактивного, так как он используется лишь когда нужно кратковременно увеличить тягу двигателя - форсировать его, например, при старте. В этой схеме, когда впереди установлен ТРД, на большой скорости полета он создает в тракте большое гидравлическое сопротивление потоку встречного воздуха, что резко снижает эффективную работу прямоточного двигателя.

Приведенные гибридные схемы двигателей имеют основной недостаток - осевое расположение двигателей, где прямоточный находится в конце двигателя. Было бы выгоднее на большой скорости полета, когда прямоточный двигатель создает большую тягу, чем ТРД, совсем отключать турбореактивный, но при осевой схеме это невозможно. Поэтому ПВРД известных схем не могут эффективно работать при скорости полета менее М=2 (менее 680 м/с) и создавать тягу на старте.

В книге "Гиперзвуковые летательные аппараты и воздушно-космические системы" Ю.К. Меньшаков, Москва, 2018, рассматриваются вопросы создания перспективных силовых установок для сверхзвуковых летательных аппаратов (с. 12-24, приложение №2). Здесь отмечается, что разрабатываемые силовые установки должны обладать высокими тягово-экономическими характеристиками при относительно малой массе конструкции.

В качестве основных силовых установок на современном этапе рассматриваются прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с дозвуковой скоростью, сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (СПВРД) и гиперзвуковые воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания. Они имеют наибольшее значение удельного импульса в требуемом диапазоне скоростей и используют углеводородные (авиационные керосины), водородное (жидкое или шугообразное) или твердое топливо.

Для перспективных гиперзвуковых летательных аппаратов (самолетов) ГЗЛА и воздушно-космических систем предусматривается использовать комбинированные (турбопрямоточные или ракетно-прямоточные) либо составные силовые установки. Использование в качестве окислителя атмосферного воздуха позволяет значительно увеличить время работы ПВРД по сравнению с ЖРД.

В принципе прямоточный двигатель по конструкции проще ТРД и является устройством без движущихся (механических) частей, использующим атмосферный воздух. Установлено, что с ростом скорости полета растет и сжатие набегающего воздуха во впускном тракте, поэтому доля компрессора в суммарном сжатии воздуха падает: при М=1 примерно 50%, при М=2 около 15% и при М=3 - менее 4%.

Начиная с двойной скорости звука и выше достаточно вызванного скоростным напором сжатого воздуха, чтобы рабочие процессы в двигателе проходили устойчиво, то есть при высоких скоростях полета компрессор механический просто не требуется. Возникает логичный вывод: не использовать механический компрессор вовсе. Тогда не понадобится и турбина, так как она нужна только для привода компрессора.

Таким образом, получается очень простая конструкция прямоточного двигателя (Фиг. 1б): 1 - входное устройство ввода воздуха, 3 - камера сгорания и 5 - реактивное сопло. Однако проблема в том, что для работы ПВРД необходима сверхзвуковая скорость полета (сверхзвуковой поток в тракте двигателя). При этом высокая скорость набегающего потока воздуха должна быть снижена во впускном диффузоре до умеренной в камере сгорания.

Чтобы расширить область применения ПВРД, инженеры разработали концепцию двухрежимных двигателей, которые могут работать как в режиме Ramjet, так и в режиме Seramjet. Многорежимность ПВРД может достигаться либо камерой сгорания переменной геометрии, либо впрыском топлива через разные дюзы в зависимости от скорости потока.

Естественно, ни Ramjet, ни Seramjet, не могут эффективно работать при скорости менее М=2-3. Итак, для эффективной работы схемы ПВРД поставлена техническая задача - сохранить открытым газовый тракт ПВРД вдоль оси двигателя и обеспечить непрерывное поступление сжатого атмосферного воздуха на стоянке и на всех этапах полета.

Эту задачу предлагается решить за счет оснащения ПВРД газовым вихревым компрессором. Газовый вихревой компрессор создает необходимое разрежение на входном диффузоре двигателя за счет искусственного газового вихря. Источником газового вихря являются реактивные газовые струи дозвуковой или сверхзвуковой скорости, которые подаются под острым углом к оси с внешнего корпуса внутрь тракта двигателя.

Газовый вихрь в виде спирали сжатого и нагретого газа сжимает атмосферный воздух и вытесняет его вдоль оси двигателя в сторону сопла. Кроме этого, за счет вращательно-поступательного движения газового вихря создается необходимое разрежение в диффузоре двигателя для постоянного нагнетания сжатого воздуха в камеру сгорания, начиная со стоянки.

В изобретении предлагается использовать газовый вихрь, как вихревой газовый компрессор в схеме ПВРД. Газовый компрессор создает тягу уже на старте, то есть без относительного движения. Вихревой газовый компрессор, в отличие от механического компрессора и турбины не занимает движущимися частями проточную часть двигателя ПВРД и не имеет лопаток, что повышает КПД схемы. В связи с этим, в тракте двигателя ПВРД не создается большое гидравлическое сопротивление.

Раскрытие сущности изобретения

Отмеченные недостатки существующих ПВРД и комбинированных воздушно-реактивных двигателей предлагается устранить в техническом решении, выполненном в виде устройства вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя (далее - вихревой двигатель). Это устройство содержит два воздушно-реактивных двигателя (Фиг. 4 (а и б)). Схема образована двумя двигателями: ТРД и вихревого двигателя, которые расположены параллельно друг другу, то есть это два совмещенных двигателя.

В схеме вихревого двигателя от компрессора 2а. (Фиг. 4б) ТРД отбирается часть сжатого воздуха 25 Фиг. 4а и подается в общий объем - кольцевой ресивер 20, расположенный снаружи вихревого двигателя. Из ресивера 20 сжатый воздух в необходимом количестве (регулируется) подается в несколько трубчатых (кольцевых) камер сгорания 3-а вихря, расположенных на внешней части корпуса 26 вихревого двигателя. На выходе камер сгорания 3а установлены поворотные сопла 29 Фиг. 6, входящие внутрь тракта вихревого двигателя. Камеры сгорания вихря 3а расположены ступенчато под углом к поверхности кожуха вихревого двигателя 26 (Фиг. 4а). Первая камера сгорания 3а расположена ближе к устройству 1 вихревого двигателя, а вторая и последующие дальше в сторону сопла 5. Кроме этого, реактивные струи (с дозвуковыми или сверхзвуковыми скоростями) из камер сгорания 3а могут подаваться внутрь корпуса 26 вихревого двигателя одновременно под разными углами к оси двигателя. Физическая сущность предложенного вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя основана на теории вихревого (вакуумного) насоса.

В технике известен вакуумный вихревой насос (Фиг. 3), в котором разрежение создается вдоль оси вихревого потока сжатого газа, движущегося по касательной (под углом 90°) к камере завихрения 12. Втекая внутрь гладкой цилиндрической трубы через тангенциальное сопло, 10 закрученный воздух стремится распространиться по всему сечению, но при переходе с большого радиуса на меньший, согласно закону сохранения момента количества движения, окружная (тангенциальная) скорость его должна возрастать так, чтобы ее произведение на радиус осталось неизменным. Значит, чем ближе к центру будет перемещаться струйка воздуха (газа), тем больше будет ее окружная скорость и меньше давление.

Температура в струйке при этом будет все время уменьшаться, так как все большую часть своей тепловой энергии она будет преобразовывать в энергию движения. Таким образом, каждая струйка по сравнению с соседней вращающейся на меньшем градусе будет иметь меньшую окружную скорость и более высокую температуру.

Поскольку воздух, как и всякий газ, обладает вязкостью, то каждая струйка будет тормозить соседнюю, вращающуюся на меньшем радиусе, и отнимать от нее энергию движения, то есть кинетическую энергию. Вследствие этого в вихревом потоке произойдет передача кинетической энергии от оси к периферии. В то же время из-за снижения температуры струек по направлению к оси будет наблюдаться передача тепла за счет теплопроводности воздуха. Но передача кинетической энергии от оси к периферии происходит значительно быстрее, чем передача тепла в обратную сторону, поэтому осевые слои вихря интенсивно охлаждаются, а периферийные подогреваются.

Создаваемое вихревым вакуум-насосом разрежение и коэффициент эжекции (этим коэффициентом называется отношение весового расхода отсасываемого воздуха к расходу подаваемого в сопло сжатого воздуха) определяется давлением сжатого воздуха и геометрическими соотношениями между элементами насоса. Поступающий в вихревую камеру рабочий воздух по мере приближения к оси все больше увеличивает свою скорость и теряет давление. Теоретически вихревой вакуум-насос мог бы создавать абсолютный вакуум. Максимальный коэффициент эжекции насоса достигает значения 2.6, то есть он может откачивать 2.6 кг воздуха на каждый килограмм расходуемого или сжатого воздуха.

Создаваемое вихревым вакуум-насосом разрежение в большой степени зависит от давления на выходе из улитки 14 через диффузор 13. Это явление можно использовать при подъеме самолета на высоту, где давление падает, поэтому вакуум в таком насосе увеличится. В вихревом вакуум-насосе сжатый воздух - 10 поступает в цилиндрическую камеру завихрения 12 перпендикулярно оси вихря, а камера завихрения 12 превышает диаметр входного отверстия.

В брошюре А. Меркулов Укрощенный смерч, Знание, М., 1963, приложение №3, изложены основы вихревой трубы (с. 3-6, 20-21) и показана работа вихревого насоса ДКМ (Фиг. 3). В брошюре доказано, что за счет центробежных сил частички воздуха вихря не могут перемещаться к центру трубы; они движутся, вращаясь около стенок. В центре вихря образуется заметный вакуум, и воздух из окружающей среды подсасывается через отверстие диафрагмы 13.

Вихревая трубка Ранка может создавать: охлаждение, подогрев и вакуум, на ее основе создано много самых разнообразных устройств и приборов.

Схема аналогичных явлений наблюдается в природе. В книге В. Тарасов, Физика в природе. М., Вербум-М, 2002 г., на стр. 246-250, приложение №4, указано, что тропические циклоны и смерчи представляют одно из наиболее грозных и разрушительных явлений природы. В центре циклона (смерча) давление воздуха ниже, чем на его периферии, именно поэтому движущиеся по спирали воздушные массы стремятся к центру, где они затем поднимаются вверх вдоль оси. Скорость ветра в обычном цикле не превышает, как правило, 50-70 км/ч (13,8-19,4 м/с). В центре обычного циклона давление воздуха понижается до (9,5-9,6)·10⁴ Па, реже до 9,3·10⁴ Па (это соответствует 713-720 мм рт.ст. и 698 мм рт.ст., так как 1 Па=0,0075 мм рт.ст.). На высоте над уровнем моря 1464 м давление составляет 638 мм рт.ст.

Однако в центре тропического циклона давление падает более сильно - до 9·10⁴ Па (675 мм рт.ст.). Здесь проявляется большой перепад давлений в радиальном направлении. Поэтому ветер в тропическом циклоне достигает исключительно огромной силы - 400-500 км/ч (110-140 м/с). Скорость ветра возрастает по мере приближения к центру циклона. Спиралеобразная траектория перемещения масс воздуха вдоль оси характеризуется изменением радиуса спирали и ее шага (сворачивающаяся и разворачивающаяся спираль). В результате большой скорости ветра возникает большой перепад давлений в циклоне, что обеспечивает создание эффекта насоса, способного вырывать деревья с корнем и поднимать в воздух даже грузовые автомобили.

В учебнике «Техническая термодинамика», Энергия, 1968, М.П. Вукалович и И.И. Новиков на стр. 295-301, и стр. 414-425 приложение №5, излагается теория "Поступательно-вращательное течение жидкости и газов по трубам". В этих разделах учебника рассматриваются так называемые "закрученные" потоки жидкости и газов, образующиеся, например, при вводе потока в трубу через тангенциальные (перпендикулярно оси) касательные к внутренней поверхности трубы каналы. В таком потоке жидкость (или газ) совершает поступательно-вращательное движение, то есть одновременно с движением вдоль оси трубы вращается вокруг оси трубы. Скорость поступательного движения жидкости вдоль оси трубы обозначается через w, а скорость вращательного движения - через w_ϕ. Линии тока имеют форму винтовых линий.

С подобного рода движением жидкости встречаются в различного рода центробежных устройствах: центробежных форсунках, проточных центрифугах и т.п. Так как при тангенциальном вводе жидкости в трубу скорость w_ϕ у стенки трубы, т.е. на расстоянии D/2 (D-диаметр) от оси, равна w₀ и, следовательно, во всей области от D/2 до радиуса вихря - r_в (где r_в=r) Произведение w_ϕr представляет собой момент количества движения 1 кг жидкости относительно оси трубы. Следовательно, при потенциальном вращении жидкости сохраняется момент скорости w_ϕr; который обозначается через М.

При поступательно-вращательном течении жидкости по трубе имеются две области движения. Собственно жидкость течет в кольцевом зазоре, прилегающем к стенкам и заключенном между радиусом трубы D/2 и радиусом вихря r_в. Внутри этого кольцевого зазора жидкость движется вдоль трубы со скоростью w и вращается со скоростью w_ϕ, удовлетворяющей условию сохранения момента скорости. Вдоль оси трубы образуется цилиндрическая полость радиусом r_в. В этой полости жидкости нет, она или пуста, или заполнена воздухом. Эта полость вращается, поэтому полость называют воздушным вихрем.

В рассматриваемом случае поступательно-вращательного движения жидкости по трубе на свободной поверхности жидкости, то есть на границе с вихрем, действует центробежное ускорение Скорость вращения w_ϕ обратно пропорциональна радиусу r и равна а поступательная скорость постоянна по сечению. С изменением расстояния от оси трубы будут меняться скорость вращения газа w_ϕ и температура его Т; ближе к оси трубы температура будет меньше, чем у стенок трубы.

Кроме этого, известны компрессоры инжекционного действия, в которых сжатие газа имеет динамический характер и осуществляется в два этапа. Первый этап состоит в сообщении всему газу как целому некоторой скорости; второй этап заключается в преобразовании кинетической энергии потока в энергию давления. В технике обособленное место среди компрессоров занимает струйный компрессор или эжектор. В этом устройстве подлежащий сжатию газ (или пар) всасывается внутрь эжектора перпендикулярно высокоскоростному потоку газа, имеющему высокое давление. В центре устройства (в камере) оба газовых потока смешиваются в один и выходят из эжектора с давлением р, величина которого заключается между p₁ (высокое давление) и р₂ (меньшее давление всасываемого газа). В этом случае эжектор работает как компрессор для получения газа промежуточного давления за счет потока газа более высокого давления (называемого рабочим потоком). Вихревой вакуум-насос работает как эжектор за счет воздуха высокого давления сжимает подсасываемый воздух меньшего давления до промежуточного давления.

В отличие от рассмотренного струйного компрессора в предложенном вихревом двигателе (Фиг. 4 (а, б)), поток газа высокого давления и скорости не только вращается, но и перемещается вдоль оси с большой скоростью. Это реализуется за счет энергии реактивных струй (струй 24) вводимой в камеру завихрения 22 под переменным углом к оси. Камера завихрения расположена вдоль оси, т.е. всасывание атмосферного воздуха в камеру завихрения осуществляется благодаря вращающемуся вихрю, масса газов которого создает разрежение во входном устройстве. Кроме этого эффекта работает второй эффект - спиральное (винтовое) перемещение вихря вдоль оси. Винтовое движение газового потока приводит к вытеснению массы среды вдоль тракта двигателя. Оба эти эффекта, работая одновременно, усиливают коэффициент эжекции, то есть увеличивают массу подсоса атмосферного воздуха, что увеличивает тягу двигателя.

В рассмотренном материале показано, что основа вихревых явлений есть вращательно-поступательное движение потока газа. Поэтому источником газового вихря в изобретении используется внешняя реактивная струя (струи), обладающая необходимой кинетической энергией. Реактивная струя вводится внутрь цилиндра (конуса), то есть в криволинейную замкнутую поверхность под острым углом к ее оси. Поэтому газовый вихрь состоит из вращающегося момента и поступательно-осевой составляющей. Реактивная струя - газовый поток обладает большой скоростью (дозвуковой или сверхзвуковой) и совершает вращательно-поступательное движение.

Итак, газовый вихрь внутри криволинейной поверхности вращается и перемещается по спирали вдоль оси тракта двигателя. Винтообразное перемещение масс газового потока оказывает механическое воздействие на атмосферную среду и газы, заключенные в трубе переменного сечения, то есть вытесняют их в сторону сопла 5. Одновременно с этим явлением создается разрежение вдоль оси вращающегося потока. Газовый вихрь работает как аналог Архимедова механического винта-шнека, который перемещает вдоль оси цилиндра жидкость или сыпучие твердые вещества.

Здесь выполняется работа вытеснения массы газа, заключенной в объеме от камеры завихрения 22 до выходного сопла - 5. Отметим, что реактивная струя (дозвуковая или сверхзвуковая) является источником звуковых и сверхзвуковых волн, имеет массу, скорость, плотность и определенное поперечное сечение.

Газовый поток движется по спирали Фиг. 5 и сжимает перед собой (по фронту) слой атмосферного воздуха в тракте двигателя. Всякое акустическое уплотнение распространяется в атмосфере со скоростью звука. Такой фронт (стена сдавленного воздуха) и получила название скачка уплотнения. В технике рассматривают винтовое движение, то есть движение, слагающееся из прямолинейного поступательного движения (вдоль оси) со скоростью v₂ и вращения с угловой скоростью v₁ вокруг оси АА₁, параллельной направлению осевой скорости v₂ (Фиг. 5). Когда направление оси AA₁ остается неизменным, тело совершающее винтовое движение, в механике называется винтом, а ось АА₁ - осью винта. Расстояние, проходимое за один оборот любой точки тела, лежащей на оси винта, называется шагом h винта, а величина - параметром винта.

Рассмотрим в обобщенном виде физические основы спирального газового вихря в трубе (Фиг. 5). Источник газового вихря - реактивная струя, то есть ввод газового потока со скоростью v под острым углом к оси трубы. В рассматриваемом движении выделим в потоке материальную точку М с массой m, движущейся со скоростью v под углом менее 90° к оси трубы. Докажем, что в этом случае материальная точка М при движении внутри криволинейной поверхности будет двигаться по винтовой линии. Примем, что материальная точка М, находится на расстоянии R от оси трубы. В этом случае разложим вектор скорости v точки М на две составляющие - вектор v₂, направленный параллельно оси вращения АА₁, и вектор v₁, направленный перпендикулярно этой оси. Движение частицы в данном случае можно представить в виде суперпозиции:

а) равномерного прямолинейного движения вдоль оси со скоростью v₂=v·cosα;

б) равномерного движения со скоростью v₁=v·sinα; по окружности в плоскости, перпендикулярной оси.

В результате сложения обоих движений возникает движение по спиральной траектории, то есть по винтовой линии, вокруг оси AA₁.

Справочно. a) sin 0°=0; sin 30°=0,5; sin 45°=0,7; sin 60°=0,87.

б) cos 0°=1; cos 30°=0,87; cos 45°=0,7; cos 60°=0,5.

Вывод. С ростом cos угла осевая скорость вихревого потока уменьшается, а с ростом sin угла окружная скорость вихревого потока возрастает.

Пример. Угол ввода реактивной струи равен 30°, т.е. cos 30°=0,87. В этом случае при скорости потока 300 м/с осевая скорость вихря равна v₂=v·cos 30°=300·0,87=261 м/с. Эта скорость соответствует скорости полета 939 км/ч, но она создается на стоянке.

Чтобы определить окружную скорость газового вихря при величине угла 30°, воспользуемся формулой v₁=v·sin 30°. Учитывая, что sin 30°=0,5; находим v₁=300·0,5=150 м/с. Эта скорость соизмерима с окружной скоростью лопаток ТРД.

Шаг винтовой линии можно определить по формуле h=v₂T=v·Tcosα=2πR·cosα, где T - период вращения частицы, равен где R - радиус цилиндра.

Шаг винта зависит от угла ввода потока в цилиндр, т.е. от cosα. Если угол cosα возрастает, то и шаг винта уменьшается. Если угол cosα возрастает, то и шаг винта возрастает.

Если v и ускорение поступательного движения частицы ω вдоль оси AA₁ постоянны, винтовое движение называется равномерным. В этом случае шаг винта (где ρ - параметр винта) также постоянен, а любая точка винта не лежащая на его оси, описывает винтовую линию. Шаг газового вихря переменный, поэтому глубина конуса вихря (диффузора газового) переменная и определяется шагом спирального потока.

Пример. Если взять радиус цилиндра равным 0,4 м, а cosα=30°=0,87, то шаг винта определим по формуле h=2πRcosα=2·3,14·0,4·0,87=2,18 м. Это наибольший шаг винта в этом расчете.

Учитывая изложенное, газовый вихрь можно рассматривать как аналог лопастного винта, то есть здесь газовый винт, также засасывает атмосферный воздух, отбрасывает (вытесняет) его вдоль оси в сторону сопла и создает реактивную тягу двигателя.

Отметим, что кинетическая энергия любого тела есть запас той работы, которую может сообщить движущееся тело при взаимодействии с другими телами. Поэтому кинетическая энергия вихря выступает как мера работоспособности движущегося тела (энергия - деятельность). Здесь вихрь совершает два движения - вращательное и поступательное, поэтому кинетическая энергия этих движений складывается.

Работа газового вихря, совершаемая постоянной силой F, определяется формулой А=F·S·cosα, где α - угол между направлением действия силы F и направлением перемещения на пути S.

Для характеристики скорости совершения работы вводится понятие мощности N. где t - время. Или где Е_к - кинетическая энергия. Эта зависимость определяет мощность газового потока.

У частицы массой m (Фиг. 5), движущейся по окружности радиусом R (м) с угловой скоростью ω (рад/с) скорость по касательной равна v=ωR или Для газового вихря в предложенном вихревом двигателе важны две скорости движения точки М. Первая скорость вдоль оси вращения v₂=vcosα определяет работу вытеснения газов вдоль тракта двигателя. Она зависит от cosα, то есть от угла ввода реактивной струи относительно оси и задает шаг газового вихря.

Вторая скорость газового вихря окружная, она равна v₁=v·sinα и определяет уровень основного разрежения среды вдоль оси потока.

Уже отмечалось, что шаг газового винта оказывает силовое воздействие на газовую среду в трубе двигателя. С ростом шага газового потока возрастает скорость вытеснения газовой среды из двигателя. Кроме этого, важен факт, что при полете осевая скорость вихря складывается со скоростью набегающего потока. Из физики известно, что если угол между векторами скоростей равен 0°, то в графическом представлении модуль и направление образуют результирующее движение равное их сумме, то есть v_рез=v₁+v₂; где v₂ - составляющая скорости вдоль оси газового вихря, v₁ - скорость набегающего потока. В связи с этим, в вихревом двигателе уже на месте есть составляющая осевого скоростного потока, а с ростом скорости полета их результирующая быстро возрастает.

Так, например, при скорости полета равной 800 км/ч (222 м/с, скорость набегающего потока), а скорость осевого потока (расчетная) 200 м/с, то результирующая осевая скорость равна их сумме, то есть 422 м/с. Эта скорость равна скорости полета самолета 1520 км/ч, что повышает КПД вихревого двигателя при скорости полета в 800 км/ч почти вдвое. Это явление способствует росту скорости набегающего потока, что ускоряет рост мощности прямоточного вихревого двигателя уже в начале движения летательного аппарата. Это явление усиливает коэффициент эжекции вихревого насоса (компрессора), то есть увеличивает рост подсоса масс окружающего воздуха и, следовательно, тягу вихревого двигателя.

Газовая динамика - наука о движении газа с большими скоростями и большими перепадами давления, при которых существенно сказывается сжимаемость газа. Основной характеристикой сжимаемости газа служит число где v - местная скорость газа, а - местная скорость звука.

Для струи сжимаемых газов существенным является отношение скорости газа v₀ на срезе сопла к скорости а - распространения звуковых волн.

Маха число (М) в зависимости от значения М различают струи: дозвуковые (М<1) и сверхзвуковые (М>1) течения. Если число М мало, то газ можно считать несжимаемым. С увеличением числа М влияние сжимаемости на картину течения газа становится все сильнее. При числе М>1 в газе возникают совершенно новые явления, не имеющие места при дозвуковых скоростях (то есть при М<1).

Струя называется свободной, если она вытекает в среду, не имеющую ограничивающих поверхностей или стесненной, если вытекает в среду, ограниченную твердыми стенками (например, струя, вытекающая в трубу большего диаметра, чем диаметр сопла).

Скорость реактивной струи, вводимой внутрь криволинейной (цилиндр, конус) поверхности может быть дозвуковой или сверхзвуковой. На границе струи и внешнего потока образуется пограничный слой Т - состоящий из газа струи и увлеченного ею газа внешней среды. Уширение струи пограничного слоя в начальном участке турбулентной струи, зависит от разницы на оси струи и скорости внешнего потока.

В случае сверхзвукового течения в спутном потоке (М_н>1 в окружающей среде) за струей (на срезе сопла) образуется ударная волна и ударные волны в струе.

В связи с этим, движущийся поток газа за счет большой скорости, высокого давления, определенной массы, плотности и поперечного сечения, сжимает перед собой в трубе атмосферный воздух. Кроме этого, из-за ввода струй газа под острым углом, сжатый воздух вытесняется вдоль оси в сторону сопла с ускорением. Дополнительный эффект возникает из-за угла ввода реактивных струй в вихревом двигателе. Он определяет глубину конусной воронки газового вихря. Стенки газового вихря - аналог механического диффузора на входе набегающего потока воздуха. Здесь, как и механический диффузор (спиральный вихрь) тормозит набегающий поток воздуха и повышает давление. В случае газового вихря, его конусные стенки газовой воронки встречают осевой набегающий поток под углом, то есть изменяют направление их движения и тормозят осевую скорость, что приводит к росту давления в зоне вихря.

Выделим, что глубина конусной воронки изменяется в зависимости от угла ввода реактивной струи относительно оси вихря. В связи с этим фактом, газовый диффузор становится управляемым и регулирует степень торможения набегающего потока в зависимости от скорости полета. Поэтому газовый вихрь здесь выполняет роль диффузора 28 (Фиг. 4а) с переменным сужающимся сечением в тракте двигателя. Кроме этого явления важно отметить, что в результате ввода реактивных струй под острым углом к оси вихря резко возрастает скорость осевого поступательного движения потока. В результате вращения вихря и большой осевой поступательной скорости движения усиливается эффект эжектирования, то есть подсоса в двигатель атмосферного воздуха. Этот эффект превышает эффект эжектирования в трубке Ранка (Хильша).

За газовым конусным вихрем 28 (Фиг. 4а) (диффузором) расположен конусный кольцевой козырек 19 (с отверстиями, щелями), он уменьшает поперечное сечение проточного канала (узкий участок) и дополнительно притормаживает кольцевой участок газового потока и поступающего воздуха. Это необходимо для камеры сгорания вихревого двигателя 3б при подаче топлива в эту зону сгорания. За конусным кольцевым козырьком установлены топливные форсунки 7, через которые подается топливо в камеру сгорания вихревого двигателя 3б.

Дальнейшее движение газового потока осуществляется в расходящемся дозвуковом механическом диффузоре, присоединенным к сверхзвуковому диффузору со сверхзвуковым соплом.

Форма носовой части должна обеспечить предварительное сжатие набегающего потока воздуха перед двумя комбинированными двигателями, до поступления его в камеру сгорания.

В вихревом двигателе предложен лопатовидный нос (18 - Фиг. 4 (а, б)), размещенный впереди входных устройств - 1 двух двигателей. Расплющенный плоский лопатовидный нос воздухозаборника разделяет подвод параллельных потоков воздуха в отдельные воздухозаборники ТРД и вихревого двигателя. Это обеспечивает подвод воздуха к двум двигателям. Ударные волны, генерируемые носовой частью воздухозаборного устройства поступают параллельными потоками отдельно во входные устройства обоих двигателей. Поэтому носовая часть должна несколько выступать впереди входных устройств 1 двигателей. Носовая часть обеспечивает вход усов Маха во входные устройства двух комбинированных двигателей.

При сверхзвуковых скоростях течения возникают ударные волны, в которых давление резко возрастает. В случаях, когда ударная волна образуется на поверхности с вязким пограничным слоем, возникает отрывочное течение. Лопатовидный нос 18 двух двигателей вызывает отрывочное течение, что способствует уменьшению аэродинамического сопротивления и оптимальному подводу предварительно сжатого воздуха во входные устройства двух двигателей.

При обтекании сверхзвуковым потоком клина 18 (лопаточный нос) поступательное течение вдоль боковой поверхности клина отделяется от набегающего потока плоским скачком уплотнения идущим от вершины клина.

В случае сверхзвукового движение (М>1) полезно знать угол α (Фиг. 4 (а, б)) при вершине конуса Маха. Искомый угол Маха будет определяться условием где а - скорость звука в газе, v - скорость потока газа. Так, например, при М=1, sinα=90°; при М=2, sinα=30°. Угол α уменьшается с ростом числа М, то есть конус Маха заостряется.

Краткое описание чертежей

На фиг. 1 (а, б) даны Схемы воздушно-реактивных двигателей:

а - турбореактивный ВРД; б - прямоточный ВРД, где указаны:

1 - входное устройство ввода воздуха; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - турбина; 5 - реактивное сопло для истечения газа; 6 - турбулизирующие решетки; 7 - форсунки; 8 - стабилизатор.

На фиг. 2 (а, б) представлены Схемы воздушно-ракетных двигателей:

а - ракетно-прямоточного; б - ракетно-турбинного, где указаны:

1 - входное устройство ввода воздуха; 3 - камера сгорания; 5 - реактивное сопло; 7 - форсунки впрыска дополнительного горючего; 9 - камера дожигания; 2 - компрессор, 4 - турбина.

7 - турбина.

На фиг. 3 изображена Схема вакуумного вихревого (тангенциального) насоса, где указаны: 10 - тангенциальный сопловой вход сжатого воздуха; 11 - центральное сопло; 12 - цилиндрическая камера завихрения (камера разрежения); откачиваемый воздух поступает в камеру завихрения 12 и далее в диффузор 13; 14 - улитка, в которой смесь откачиваемого и рабочего воздуха собираются в улитке и выбрасываются в атмосферу.

На фиг. 4 (а, б) представлена Схема вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя (вихревой двигатель далее), где указаны: 1 - входное устройство, через которое поступает воздух; 2 - компрессор низкого давления, соединенный валом 17 с турбиной низкого давления 4; 2а - компрессор высокого давления, соединенный полым валом 16 с турбиной высокого давления 4а; 7 - форсунка для подачи топлива; 3 - камера сгорания топливо-воздушной смеси ТРД; 5 - реактивное сопло для истечения газа; 15 - сила тяги; 18 - лопатовидный нос; 3а - камеры сгорания для реактивных струй газового вихря; 3б - камера сгорания вихревого ПВРД; 19 - конус кольцевой камеры сгорания вихревого двигателя; 20 - ресивер сжатого воздуха вихревого двигателя; 21 - клапан ресивера 20; 22 - камера завихрения вихревого двигателя (разрежения); 23 - поворотное сопло камеры сгорания реактивных струй вихревого двигателя; 24 - реактивная струя для образования вихря; 25 - ввод сжатого воздуха от компрессора ТРД в ресивер 20; 26 - кожух вихревого двигателя; 27 - конус Маха от лопатовидного носа 18; 28 - вихревой конус (газовый диффузор) вихревого двигателя.

На фиг. 5 дана Схема образования газового вихря от реактивных струй, втекающих в замкнутую криволинейную поверхность под острым углом к оси трубы. Здесь изображено: AA₁ - ось вихря; точка М - образ реактивной струи газового потока, вводимой со скоростью v под острым углом к оси трубы; R - радиус трубы; v₂ - вектор скорости потока, направленный параллельно оси АА₁; v₁ - вектор скорости потока, направленный перпендикулярно оси AA₁; h - шаг винтовой линии вихря.

На фиг. 6 показана Схема камеры сгорания ВРД: 35 - входной диффузор ввода сжатого воздуха из ресивера 20, 7 - форсунка для подачи топлива; 30 - подача топлива; 31 - жаровая труба; 32 - отверстие в жаровой трубе; 33 - зона горения топлива; 34 - кожух камеры сгорания; 23 - поворотное реактивное сопло в вихревом двигателе; 24 - реактивная струя для образования газового вихря; 29 - место поворота реактивного сопла для управления угла ввода реактивной струи в камеру завихрения 22 вихревого двигателя.

Осуществление изобретения

Для эффективной работы схемы ПВРД поставлена техническая задача - сохранить открытым газовый тракт вдоль оси двигателя, обеспечить непрерывное поступление сжатого атмосферного воздуха на стоянке и на всех этапах полета. Эту техническую задачу предлагается решить за счет оснащения ПВРД газовым вихревым компрессором. Газовый вихревой компрессор создает необходимое разрежение на входном устройстве двигателя за счет искусственного газового вихря.

Источником газового вихря являются реактивные газовые струи дозвуковой или сверхзвуковой скорости, которые подаются под острым углом к оси с внешнего корпуса внутрь тракта двигателя.

Для реализации этой идеи предложена гибридная схема двух двигателей ТРД и ПВРД. Однако двигатель ПВРД дополнительно оснащен газовым вихревым компрессором. Физическая сущность предложенного вихревого газового компрессора для схемы комбинированного воздушно-реактивного двигателя основана на теории вихревого (вакуумного) насоса. Этот технический эффект реализуется за счет энергии реактивной струи (струй) вводимой в камеру завихрения под переменным углом к оси. Камера завихрения расположена вдоль оси, то есть здесь создается разрежение за счет вращающейся массы газов вихря. Это разрежение создает подсос атмосферного воздуха во входном устройстве.

Кроме этого эффекта работает второй эффект - спиральное (винтовое) перемещение вихря вдоль оси с переменным шагом. Винтовое движение газового потока приводит к вытеснению массы среды вдоль тракта двигателя. Оба этих эффекта работают одновременно и усиливают коэффициент эжекции, то есть увеличивают массу подсоса атмосферного воздуха. Это явление увеличивает тягу предложенного двигателя. Газовый поток движется по спирали и сжимает перед собой (по фронту) слой атмосферного воздуха в тракте двигателя. Такой фронт (стенка сдавленного воздуха) и получила название скачка уплотнения. Газовый вихрь можно рассматривать как аналог лопастного винта, то есть здесь газовый вихрь также засасывает, сжимает атмосферный воздух, отбрасывает с ускорением вдоль оси в сторону сопла и создает реактивную тягу двигателя. При подъеме самолета на высоту, где давление падает, разрежение в тракте двигателя возрастает. Источник газового вихря - реактивная струя, то есть ввод газового потока со скоростью и под острым углом к оси трубы двигателя (фиг. 5). При разложении вектора скорости V потока на две составляющие - вектор V₂, направленный параллельно оси вращения AA₁ и вектор V₁, направленный перпендикулярно этой оси. Скорость вдоль оси V₂ потока определяет работу вытеснения газов вдоль тракта двигателя. Она зависит от cosα (угла ввода реактивной струи) и задает шаг газового вихря. Важен факт, что при полете осевая скорость вихря складывается со скоростью набегающего потока. Здесь угол между вектором скоростей равен 0°, что образует результирующее движение равное их сумме. В связи с этим, в вихревом двигателе уже на месте есть составляющая осевого скоростного потока, а с ростом скорости полета их результирующая быстро возрастает.

Третий эффект газового вихря - конусные стенки газовой воронки 28 (Фиг. 4а). Эта конусная воронка - аналог механического диффузора на входе набегающего потока воздуха. Конусные стенки газовой воронки встречают осевой набегающий поток под углом, то есть изменяют направление их движения и тормозят осевую скорость, что приводит к росту давления в зоне вихря. Выделим, что глубина конусной воронки изменяется в зависимости от угла ввода реактивной струи относительно оси вихря. Поэтому газовый диффузор - 28 может управлять и регулировать степень торможения набегающего потока в зависимости от скорости полета. Газовый вихрь здесь выполняет роль диффузора с переменным сужающимся сечением в тракте двигателя.

Было отмечено, что расчетные параметры осевой скорости воздуха и окружной скорости газового вихря в предложенном двигателе даже превышают аналогичные скорости в ТРД. Для реализации газового вихря в предложенном изобретении: устройство вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя (далее - вихревой двигатель) фиг. 4 (а, б) в схему включен ТРД, одновременно работающий с вихревым двигателем. Итак, предложенная схема вихревого двигателя образованная двумя самостоятельными двигателями ТРД и ПВРД с вихревым газовым компрессором. Оба двигателя расположены параллельно друг другу. В схеме вихревого двигателя (Фиг. 4 (а, б)) от компрессора ТРД (2а) отбирается часть сжатого воздуха 25 и через клапан 21 подается в кольцевой ресивер сжатого воздуха 20. Сжатый воздух из ресивера 20 поступает в камеру сгорания 3а для реактивных струй вихря 24. Топливо в камеры сгорания 3а подается через форсунки. Кольцевой ресивер 20 расположен снаружи кожуха 26 вихревого двигателя. Из ресивера 20 сжатый воздух в необходимом количестве (регулируется) подается в несколько трубчатых (кольцевых) камер сгорания 3а для нескольких реактивных струй вихря 24. На выходе каждой камеры сгорания 3а установлены поворотные сопла 23, которые входят внутрь тракта вихревого двигателя 4а. Камеры сгорания 3а расположены ступенчато под углом к поверхности кожуха 26 вихревого двигателя. Первая камера 3а расположена ближе к входному устройству 1 двигателя, а вторая и последующие дальше к соплу 5. Кроме того, реактивные струи 24 (с дозвуковой или сверхзвуковой скоростью) из камер сгорания 3а могут подаваться внутрь корпуса вихревого двигателя одновременно под разными углами к оси двигателя за счет одновременного поворота сопел 23. За счет высокой энергии реактивных струй 24, вводимых в камеру завихрения 22, поток газа высокого давления не только вращается, но и перемещается вдоль оси двигателя с большой скоростью. В результате создания газового вихря вдоль оси создается разрежение в камере завихрения 22, а в результате винтового движения газового потока осуществляется вытеснение массы среды вдоль тракта двигателя. Оба эти эффекта работают одновременно и усиливают коэффициент эжекции, то есть увеличивают массу подсоса атмосферного воздуха, что увеличивает тягу двигателя. За счет ввода реактивных струй внутрь вихревого двигателя под углом к оси работает третий эффект газового вихря - конусная газовая воронка 28. Она является аналогом механического диффузора на входе набегающего потока воздуха. Конусные стенки газовой воронки тормозят осевую скорость потока и увеличивают давление в зоне конусной газовой воронки. За газовым конусным вихрем 28 (газовым диффузором) расположен конусный кольцевой козырек 19 камеры сгорания вихревого двигателя, в которую через форсунку 7 подается топливо. Конусный кольцевой козырек 19 имеет отверстия (щели). Конус 19 уменьшает поперечное сечение проточной части канала (узкий участок) и дополнительно притормаживает кольцевой участок газового потока и поступающего воздуха. Это необходимо для камеры сгорания 3б вихревого двигателя при подаче топлива в зону сгорания. За конусным кольцевым козырьком 19 установлены топливные форсунки 7, через которые подается топливо в камеру сгорания 3б вихревого двигателя. Дальнейшее движение газового потока осуществляется в расходящемся дозвуковом механическом диффузоре, присоединенном к сверхзвуковому диффузору со сверхзвуковым соплом 5. При скорости, когда эффективность вихревого двигателя превышает ТРД, тогда ТРД отключается. В изобретении предложена форма носовой части в виде расплющенного плоского лопатовидного носа 18 входного устройства - 1. Он обеспечивает предварительное сжатие набегающего потока воздуха перед двумя комбинированными двигателями до поступления его в камеры сгорания двигателей. Лопатовидный нос разделяет подвод параллельных потоков воздуха в отдельные входные устройства ТРД и вихревого двигателя. Лопатовидный нос 18 двух двигателей вызывает отрывочное течение, что способствует уменьшению аэродинамического сопротивления. В случае сверхзвукового движения угол α при вершине конуса максимально заостряется, что повышает предварительное сжатие воздуха во входном устройстве 1. В связи с высокими температурами в канале вихревого двигателя необходимо применение жаростойких, высокопрочных конструкционных материалов. В зарубежных СМИ отмечается, что уже созданы новые конструкционные материалы, обладающие высокой прочностью и термостойкостью при малой удельной массе. В их числе алюминиды титана, способные выдержать температуры до 1650 К при значительных механических нагрузках и до 2100 К в напряженном состоянии. Кроме этого, конструкционные материалы с углерод-углеродной матрицей и матрицей на основе карбида кремния, армированной волокнами углерода, сохраняющие работоспособность при температурах 3000-3500 К. Главной особенностью этих материалов является постоянство, и даже увеличение удельной прочности при нагреве. Планируется использовать композиционные материалы на основе керамического связующего, преимущественно карбида (sic) и нитрида кремния (Si₃N₄), получаемые методом химического осаждения.

Литература.

1. Архаров A.M., Афанасьев В.Н. и др. Теплотехника. Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004, с. 387-398; с. 405-415.

2. Вукалович М.П., Новиков И.И. Техническая термодинамика. Москва, Энергия, 1968, с. 295-301; 414-425.

3. Меньшаков Ю.К. Гиперзвуковые летательные аппараты и воздушно-космические системы. Москва, Спутник*, 2018, с. 12-24.

4. Сорокин В.А. Конструкция и проектирование комбинированных ракетных двигателей на твердом топливе. Москва, МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014, с. 16-21.

5. Меркулов А. Укрощенный смерч. Москва, Знание, 1963, с. 3-6; 20-21.

6. Тарасов Л.В. Физика в природе. Москва, Вербум-М, 2002, с. 245-250.

7. Прохоров A.M. Физический энциклопедический словарь. Москва, Советская энциклопедия, 1983; с. 46, 77, 124, 176, 374, 513, 655, 729, 778.

8. Новый политехнический словарь. Большая Российская энциклопедия, 2000; с. 77, 308, 444, 500, 516.

Изобретение относится к области авиации, точнее к силовым установкам летательных аппаратов. Сущность изобретения заключается в том, что предложена комбинация прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) и турбореактивного двигателя (ТРД), расположенных параллельно. От ТРД частично отбирается сжатый воздух и подается в ресивер, а затем в камеры сгорания вихревого газового компрессора (ПВРД), реактивные струи которого вводятся под острым углом к оси, что создает разряжение вдоль оси ПВРД и вытеснение газовой среды с ускорением в сторону сопла. Двигатель ПВРД оснащен собственной кольцевой конусной камерой сгорания. Предварительное сжатие воздуха на передней части осуществляется плоским лопатовидным носом, т.е. является общим воздухозаборником. Вихревой газовый компрессор обеспечивает поступление сжатого воздуха в ПВРД на старте и всех режимах полета и получении максимальной удельной тяги. 6 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Устройство вихревого газового компрессора для комбинированного воздушно-реактивного двигателя, содержащее два воздушно-реактивных двигателя ПВРД и ТРД, отличающееся тем, что оно снабжено двумя параллельно расположенными двигателями ПВРД и ТРД, которые оснащены выступающим вперед плоским лопатовидным носом воздухозаборника на входе двигателей, разделяющим поток на два параллельных канала, поступающих в самостоятельные воздухозаборники обоих двигателей, при этом двигатель ПВРД оснащен сверхзвуковым воздухозаборником, за ним размещена камера завихрения, в которую вводятся одна или несколько реактивных струй дозвуковой или сверхзвуковой скорости под острым переменным углом к оси ПВРД для вихревого газового компрессора, засасываемый и сжатый воздух вместе с топливом из форсунок смешивается и сгорает в отдельной кольцевой конусной камере сгорания, затем ускоряется и выбрасывается через выходное сопло ПВРД, что создает реактивную тягу уже при неподвижном состоянии летательного аппарата.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в нем осуществляется отбор части сжатого воздуха от компрессора ТРД и подача его в ресивер с клапаном, размещенным на кожухе ПВРД, с ресивера воздух и отдельно топливо поступает в камеры сгорания вихревого газового компрессора, установленные снаружи корпуса ПВРД камеры сгорания создают реактивные струи дозвуковой или сверхзвуковой скорости, которые вводятся внутрь камеры завихрения ПВРД под острым переменным углом к оси двигателя, вихревой газовой компрессор создает вдоль оси разряжения и спиральным вихрем вытесняет газовую среду вдоль оси двигателя.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что камеры сгорания вихревого газового компрессора оснащены поворотными соплами, с возможностью одновременного изменения угла ввода реактивных струй в камеру завихрения ПВРД и изменения шага вихря и глубины газовой воронки, т.е. газового диффузора с регулируемой степенью торможения набегающего потока воздуха.

4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что двигатель ТРД может отключать подачу части сжатого воздуха, когда эффективность ПВРД превышает ТРД.

5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что ПВРД оснащен собственной камерой сгорания, расположенной за конусным кольцевым козырьком с отверстиями, в которую подается топливо через форсунки.

6. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что осевая составляющая скорости газового вихря переменная и высокая, которая складывается со скоростью набегающего потока.

7. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что камера завихрения и камера сгорания вихревого газового компрессора выполнены из прочных термически стойких материалов.